CN1782330A - 具有与前缘相邻的补充冷却通道的翼型 - Google Patents

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Abstract

一种翼型，其可以是转动叶片，具有形成于前缘的膜冷却孔。补充膜冷却通道位于前缘附近，但朝着后缘与前缘间隔开。补充膜冷却通道将膜冷却空气引导到吸力壁上，将补充膜冷却通道空气大体上引导到吸力壁上的一个位置，该位置在过去出现了一些难题。另外，翼型具有热障覆层，补充膜冷却空气保护该热障覆层。

Description

具有与前缘相邻的补充冷却通道的翼型
技术领域
本发明涉及一种用于翼型如涡轮叶片中的冷却方案，其中通过高应力区域处的额外的冷却微回路对前缘进行补充冷却。
背景技术
涡轮叶片应用于燃气涡轮发动机中，如所知的，涡轮叶片通常包括平台，具有在平台上延伸的翼型形状。翼型是弯曲的，其从前缘延伸到后缘，以及在压力壁与吸力壁之间延伸。
冷却回路形成于翼型主体内以使冷却流体环流，冷却流体通常是空气。许多冷却通道延伸通过翼型的横截面，从平台向外朝着梢部延伸。空气穿过这些通道，并冷却翼型主体，翼型主体可能在燃气涡轮发动机的运行过程中变得相当热。
冷却通道的一个专门类型是膜冷却通道，膜冷却通道具有许多小孔，小孔将冷却空气向外引导到翼型的外表面上，然后该冷却空气冲击外表面以使外表面冷却。具有膜冷却孔的一个这种冷却通道定位于翼型的前缘附近，向内与前缘间隔开的主冷却通道通常给该前缘膜冷却通道供给空气，前缘膜冷却通道设有许多将冷却空气向外引导到翼型的外表面上的孔，以在该外表面上提供膜冷却。
在现代翼型中的一个主要设计集中领域是向翼型提供许多独特特性的不同覆层的使用。一个这种覆层是热障覆层，可以将其置于翼型上以给变热到极端温度的翼型提供一些抗性。涂覆有至少一个热障覆层的翼型的实验测试表明，朝着吸力壁与前缘膜冷却通道的冲击孔间隔开的区域在覆层中具有一些侵蚀，即，尽管膜冷却孔做了足够的保护与前缘相邻的覆层的工作，但与前缘隔开的区域具有一些覆层损失，这表明需要额外的冷却。
近来，本发明的受让人研制出了埋入翼型的壁中的冷却回路，其被称为微回路。在2003年8月8日申请的题目为“MicrocircuitAirfoil Main Body(微回路翼型主体)”的共同待决美国专利申请10/637364中披露了这些微回路，这些微回路从未被披露用于上述与前缘膜冷却通道相邻和朝着吸力壁间隔开的区域。
发明内容
下面是本发明的披露的实施例，翼型具有冷却通道，冷却通道包括几个从基部向外朝着梢部延伸的“主”通道，第一主通道向前缘膜冷却通道供给气体，前缘膜冷却通道包括许多将冷却气体引导到与前缘相邻的翼型外层上的膜冷却孔，补充膜冷却通道位于第一主膜冷却通道和吸力壁之间的位置中。在披露的实施例中，该补充膜冷却通道也由第一主通道供给气体。膜冷却孔从该补充膜冷却通道延伸到吸力壁，以使得冷却气体冲击吸力壁，因而，覆层具有一些侵蚀的上述区域将具有额外的膜冷却，覆层将得到更好的保护。
在披露的实施例中，在第一主通道和邻接的在内的主通道之间有腹板，来自补充膜冷却通道的膜冷却孔在吸力壁上的位置大体上与该腹板对齐。如所披露的，如果腹板延伸到吸力壁，则膜冷却孔的位置将朝着前缘与该延长的腹板的后缘侧间隔开。此外，来自补充膜冷却通道的膜冷却孔的位置在吸力壁上将处于该腹板的前缘侧的延长位置的腹板厚度之内。
在一个披露的实施例中，该补充冷却通道可以是具有多个横过的柱脚和具有非常薄的宽度的微回路，微回路实际上可以是多个离散的间隔开的微回路，其被沿着基部和梢部之间的距离间隔开。
在替代实施例中，通道是空心通道，而不是上述微回路。
附图说明
从下面的说明书和附图能最好地理解本发明的这些和其它特征，下面是附图的简要说明。
图1是包括本发明的燃气涡轮发动机的示意图；
图2是本发明第一实施例的视图；
图3是穿过现有技术的涡轮叶片的横截面图；
图4表示第一实施例的涡轮叶片的发明性部分；
图5示意性地表示图4的实施例的一个特征；
图6是能与本发明一起使用的微回路冷却方案的一个实施例的放大简图；
图7是微回路冷却方案的替代实施例的放大简图；以及
图8表示冷却通道的替代实施例。
具体实施例
图1表示燃气涡轮发动机10，如用于发电或推进的燃气轮机，其沿圆周设置在发动机中心线或轴向中心轴线12的周围。发动机10包括风扇14、压缩机16、燃烧部分18和涡轮11，如本领域中众所周知的，在压缩机16中的压缩空气与在燃烧部分18中燃烧并在涡轮11中膨胀的燃料混合。在压缩机中的压缩空气和在涡轮11中膨胀的燃料混合物两者可被称为热气流流动。涡轮11包括转子13和15，转子13和15响应膨胀进行旋转，驱动压缩机16和风扇14。涡轮11包括交替的多排旋转叶片20和静止的翼型或叶片19。图1是略微示意性的表示，仅仅为了说明的目的，不是对本发明的限制，本发明可以用在用于发电、飞机等等的燃气轮机上。
在图2中示出了旋转叶片20，其具有平台32，翼型34远离平台32地向上延伸。尽管以涡轮叶片为例子说明本发明，但应当理解，本发明也可以在静止的结构如叶片19中具有应用的价值。
冷却通道设置成穿过现有技术的翼型34，如图3中所示。主冷却通道44从与平台32相邻的供给部接纳气流，并沿着翼型34的长度向外引导该气流。蜿蜒的通道的一部分由通路40和42确定，以使空气沿向外和向内的方向作为气流顺次环流过通路40和42。
如图3中进一步示出的，孔50使主通道44与前缘膜冷却通道46连通，许多膜冷却孔道48从前缘膜冷却通道46延伸到前缘41。应当理解，这些孔口朝着翼型34的梢部33与平台32间隔开，即，如图2中大体上示出的，沿着翼型34的长度有许多这种孔口48。
如上所述，当覆层已设置在该现有技术的翼型上时，一直存在有覆层侵蚀的问题，覆层侵蚀通常在以附图标记52所示的区域中开始，且朝着吸力壁38与孔口48间隔开。在该区域中为吸力壁38的外表面提供额外的冷却是所希望的。
图4表示具有额外或补充的膜冷却通道60的实施例59。如所示的，补充膜冷却通道60处于第一主通道44和吸力壁38之间。此外，补充膜冷却通道60与吸力壁相邻地间隔开，且相对于前缘膜冷却通道46朝向后缘。
膜冷却孔62从补充膜冷却通道60延伸并在吸力壁38上形成出口。如同膜冷却孔48一样，膜冷却孔62沿着翼型的长度间隔开，以便从补充膜冷却通道60经过的膜冷却空气完全覆盖吸力壁38。能将这种膜冷却空气描述为冲击空气，因为当翼型旋转时，它将返回到吸力壁38上。
优选地，补充膜冷却通道60实际上是微回路冷却回路，如下面将要描述的，微回路冷却回路是较新的创新，一般包括多个横越的柱脚61。补充膜冷却通道60从孔口64接纳来自主通道44的空气，孔口64和50实际上可以是多个再次沿着翼型34的长度间隔开的孔口。
将在下面更详细地描述补充膜冷却通道60的微回路结构。应当理解，在图4中极大地夸大了微回路的宽度和柱脚61的尺寸，以便能理解其基本结构。
图4中所示的另一个特征是膜冷却孔62沿着吸力壁38的位置。如所示的，腹板(或连接板)90将第一主冷却通道44和邻接的主冷却通道42分开。如果将该腹板向外延长到吸力壁38，则它将具有后缘侧TE和前缘侧LE。在披露的实施例中，将膜冷却孔62放置于腹板90的该延长位置附近的某处。如能从图4了解到，在朝着前缘与延长的后缘端部TE间隔开的位置处，膜冷却孔62在吸力壁38上形成出口。此外，膜冷却孔62表示为处于从延长的前缘端部LE的位置开始的腹板90的宽度之内。实际上，膜冷却孔62处于端部LE和TE之间。
应该对孔口62的尺寸进行一些设计考虑，因为沿着吸力壁38的压力小于沿着压力壁39的压力。因而，例如，如果孔62与孔48的尺寸相同，则孔62将对气流具有较小的阻力，从而可能接纳不希望有的很大部分的气流。然而，本领域普通技术人员将认识到怎样正确地设计和确定孔48与62的相对尺寸。
如能从图5了解到，有多个沿着翼型34的长度间隔开的微回路60，冷却空气从主通道44流出，通过入口64，在柱脚61上面经过，并向膜冷却孔62的外面流动。
微回路的细节可以具有许多独特的形状、位置、间隔等等，每个微回路的不同数量的进入/排气通道，和柱脚的相对形状与尺寸。在下面描述了几个可用的选择，然而，这些选择仅仅是示例性的。即，图4的微回路60可以具有图6或7中的构形，或一些其它构形。为了实现本发明的目的，微回路优选地只是非常薄的回路，其位于额外冷却是有益的区域，在本发明范围内的微回路可以具有柱脚形状和尺寸的不同组合。
现在参考图6，将进一步详述一个示例性的微回路222。图6是能在图4位置处采用的微回路冷却方案的放大视图。微回路提供可修改的、高对流效率的冷却。连同高对流效率一起，高的膜效用是高级的冷却构形所需的。能以机加工制造微回路或相反将其模制在一个部件内。在优选实施例中，微回路由难熔的金属模板形成并在铸造之前被封装入部件模具中。包括钼(MO)和钨(W)的几种难熔金属的熔点超过了镍基超级合金的典型铸造温度，能将这些难熔金属制造成精制的薄板或模板，其具有产生在涡轮和燃烧室冷却设计中存在的冷却通道的冷却通道特性所需的尺寸。优选地，结合本发明的部件部分或全部由镍基合金或钴基合金形成。薄的难熔金属板和金属薄片拥有足够的展延性以允许弯曲和形成复杂的形状，展延性产生能经受得住上蜡/去皮循环的坚固设计。在铸造后，能移除难熔金属，例如通过化学移除、热浸析或氧化方法，留下形成微回路222的空腔。要注意的是，也可以用具有陶瓷型芯的熔模铸造技术制造微回路。
每个“正方形”的冷却微回路222实施例能占据0.1平方英寸那么大的壁表面积，然而，微回路222占据小于0.06平方英寸的壁表面积是更普通的，优选实施例的壁表面通常占据接近0.05平方英寸的壁表面积。在示例性实施例中，被测量的微回路222到壁的厚度t优选地是大约0.012英寸到大约0.025英寸，最优选地大约小于0.017英寸，这些尺寸适合于壁厚度大约为0.045-0.125英寸的涡轮叶片。
微回路222分别包括前端244、后端245、第一侧部246、第二侧部248和许多排250、252、254、256柱子或在通路的外壁(246，265)之间延伸的柱脚260、262、264、266、268。微回路222在其前端244和后端245之间横向地延伸，和在其第一侧部246和第二侧部248之间纵向地或沿径向方向延伸。入口孔64延伸通过第一壁部分，且定位于接近微回路222的后端245以提供从翼型34的通路44进入微回路222的冷却气流通路。出口或排气孔62延伸通过接近前端244的外壁，提供从微回路222进入壁外侧的中心气体通路的冷却气流通路。通常将微回路222沿着中心气流G的流线前后取向，虽然取向可以变化以适应即将到来的应用。在示例性实施例中，有两个沿径向方向纵向延伸的跑道形的入口孔64。在示例性实施例中，出口孔62是沿径向方向长向延伸的狭槽。入口孔64的示例性长度Lin大约是0.025英寸，而出口孔62的长度Lout大约是0.100英寸。
将描述一些示例性的微回路以说明微回路概念的多方面适应性。如所述的，不应该认为这些例子限定了本发明。
排250具有基本上形成为细长的正矩形圆柱的柱脚260，柱脚260具有大约0.040英寸的长度L1(平行于所述排测量的)、大约0.020英寸的宽度W1(垂直于所述排测量的)、大约0.060英寸的节距P1和大约0.020英寸的间距S1。节距定义为在一排内的各个柱脚之间的中心上的径向间隔，间距定义为节距P的长度减去柱脚的直径D的长度。沿着所述排的柱脚尺寸L与排的节距P之比确定了沿着特定排的被柱脚阻挡的面积的百分比，或在下文中将其称为限制或阻挡因数。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是67％。
下一个排252具有也基本上形成为细长的正矩形圆柱的柱脚262，该排的柱脚具有大约0.025英寸的长度L2、大约0.015英寸的宽度W2、大约0.0615英寸的节距P2和大约0.0365英寸的间距S2。在示例性实施例中，L2和W2两者基本上小于L1和W1，然而，节距P2基本上与P1相同，并完全异相地错开，以便柱脚262大体上在相关联的间隙270后面。在排250、264之间的排节距R1大约是0.0375英寸。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是41％。
下一个排254具有也基本上形成为细长的正矩形圆柱的柱脚264，柱脚264具有大约0.025英寸的长度L3、大约0.015英寸的宽度W3、大约0.0615英寸的节距P3和大约0.018英寸的间距S3。在示例性实施例中，它们基本上与前面的排252的对应尺寸相同，但完全异相，以便每个柱脚264直接在间隙272后面。在排252和前面的排254之间的大约0.033英寸的排节距R2如同R1。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是41％。
下一个排256具有柱脚266，柱脚266基本上形成为直径D4大约为0.0200英寸、节距P4大约为0.038英寸和间距S4大约为0.018英寸的正圆形圆柱。在示例性实施例中，D4小于矩形柱脚的长度。另外，节距P4小于其它排的节距，间距S4小于除了排250之外的排的间距，在排254和前面的排256之间的大约0.014英寸的排节距R3如同R1和R2。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是53％。
下一个排258具有两个柱脚268，每个柱脚268具有穿过柱脚的主体的纵轴线271，所以轴线271沿径向方向延伸。因而，柱脚268在径向方向上的形状是细长的并与出口孔62对齐，如图6中所示。柱脚268由间隙278分开，间隙278与微回路222的前端244中的出口孔62在中心对齐，间隙278在径向方向上的长度Lg优选地不大于大约0.015英寸。柱脚268一般具有朝着与其对齐的出口孔62向外延伸的突起或顶点276。在示例性实施例中，柱脚268沿着径向方向的长度L5大约是0.079英寸。
这样，上面描述了排250、252、254、256和258，现在将描述图6的微回路实现的好处。
第一排250的柱脚260以控制局部速度和促进流过微回路222的冷却空气横向分散的型式彼此间隔开，该分散导致尾流的形成并增大了冷却回路222内的吸热量。柱脚260与排252的柱脚262偏置或错开，同样，排254的柱脚264与排252的柱脚262偏置，各个偏置足以使得基本上没有通过微回路222的直线通道。当空气经过柱脚262和264时，尾流由于更均匀的流动分布而减小，由于与排250和256相比排252、254的相对低的限制因数而达到该结果，因而排252、254用来将拖尾的尾流湍流减到最小且在冷却回路222内的尾流/湍流中提供前进的过渡。当空气经过下一个排256时，空气被计量供给，因而速度增加，而这又增加了热传递。要注意的是，排250具有比排252、254、256更大的限制因数，因而，没有过多压力降且以使热传递最大化的方式分布进入微回路222中的气流。
柱脚268将在空气经过排250、252、254时由空气的湍流引起的尾流减到最小，尾流湍流的最小化避免了微回路222内的热流再循环并使吸热容易。当气流被引导到柱脚268周围时，气流均匀地分布通过出口孔62。现在了解了用于出口孔62的狭槽的使用。当空气从狭槽出去时，实现了侧壁38的均匀的膜覆盖。因而，柱脚268防止了流动品质不均或离散的射流和通过出口孔62。品质不均不是有利的，因为在通过出口孔62出去时对应的空气射流将不提供均匀的金属覆盖层，导致壁38可能出现过热点。
有利地，如上所述，在空气通过出口孔62出去时，柱脚268的定位允许非常好的空气的计量供给控制。更具体地，冷却空气流过间隙278并在接近第一与第二侧部246、248的柱脚268周围流动，因而，当气流计量通过排256时，气流的一部分将经过间隙278，而空气的其余部分将经过柱脚268周围。同样，以这种方式和如图6的流线0、1、1’所示，通过出口孔62的气流得到均匀地分布。中央的流线0起作用以便不允许流线1跨越以与流线1’发生干涉，且反之亦然。因而，柱脚268的取向能使流动变直，同时确保精确的计量供给控制，结果是改善了膜冷却和效果。
现在参考图7，示出了一个微回路322的替代实施例。不同图中的同样的附图标记和标号表示同样的元件。该替代实施例中的微回路322具有两个出口孔62和三个入口孔64，现在将关于冷却设计和得到的好处进一步描述示例性实施例的微回路322。在该示例性的替代实施例中，有三个沿径向方向长向延伸的跑道形的入口孔64和两个也沿径向方向长向延伸的出口孔62，出口孔62优选地是狭槽。入口孔64的示例性长度Lin大约是0.025英寸，而出口孔62的长度Lout大约是0.100英寸。
微回路322分别具有多排380、382、384、386的柱脚或柱子390、392、394和396，排380具有基本上形成为倒圆的三角形状圆柱的柱脚390，其中有变平的和大体上垂直于流动方向的第一侧部300和大体上圆形的覆盖侧部302。柱脚390具有大约0.033英寸的长轴长度L1、大约0.051英寸的节距P1和大约0.018英寸的间距S1。排380促进流入微回路322中的冷却空气的横向分散。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是64％。
接着的两排382和384分别具有基本上形成为倒圆的正矩形圆柱的柱脚392、394。柱脚392具有大约0.020英寸的直径D2、大约0.0148英寸的间距S2和大约0.035英寸的节距P2。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是57％。柱脚394具有大约0.020英寸的直径D3、大约0.0148英寸的间距S3和大约0.035英寸的节距P3。对于上述确定尺寸来说，限制或阻挡因数是57％。柱脚392、394大体上相对于彼此偏置或错开并用来计量供给经过其间的气流，气流由排382和384计量供给以增加流速、局部雷诺数(Reynolds Number)和对应的内部传热系数。
最后的排386具有两个柱脚396，其中每个柱脚396与两个相应的出口孔62中的一个对齐。柱脚396具有沿径向方向延伸的纵轴线399，因而，柱脚396在径向方向上的形状是细长的。每个柱脚396一般具有朝着相应的出口孔62向外延伸的突起或顶点397，每个柱脚396与相应的出口孔62大体上在中心对齐。在示例性实施例中，柱脚394的纵向长度L3大约是0.100英寸。
这样，上面描述了排380、382、384和386，现在将描述图7的微回路322实现的好处。
第一排380的柱脚390彼此间隔开且具有如上文所述的控制局部速度和促进流过微回路322的冷却空气的横向分散的形状，同样，柱脚390将尾流湍流减到最小。冷却气流冲击到侧部300上并被侧部302强迫绕过柱脚390，从而减小形成的尾流和避免柱脚390后面的过热点。
接着的两排382、384的柱脚392、394关于彼此和相对于第一排380的柱脚390错开，因而，基本上没有通过微回路322的直线通道。当冷却空气通过它们的排时，尾流由于更均匀的流动分布而减小。
有利地，如上所述，当冷却空气通过相应的出口孔62出来时，柱脚396的定位允许非常好的冷却空气计量供给控制。更具体地，当冷却空气通过排382和384时，空气冲击到柱脚396上并被引导绕过柱脚以通过对应的出口孔62出来。同样，以这种方式和如流线0、1、1’所示，主流线0规定了通过出口孔62出来的均匀的流动分布，也就是说，流线1不与流线1’相交，且反之亦然。如同图6中所示的第一实施例的流线0那样，主流线0大体上与对应的出口孔62的中心对齐。然而，在替代实施例中，柱脚396与出口孔62对齐以使得柱脚396的长度L3的大部分暴露于出口孔62，照此，当流线围绕柱脚时，流线随意通过出口孔62出来，因而，柱脚396的取向能使流动变直，同时确保精确的计量供给控制，结果是改善了膜冷却和效果。
因而，气流被引导绕过柱脚396，且均匀地通过出口孔62分别。现在理解了用于出口孔62的狭槽的使用。当空气从狭槽出来时，分别实现了外部的均匀的膜覆盖，更具体地，实现了吸力侧壁38的均匀的膜覆盖。因而，柱脚396防止了流动品质不均或离散的射流和通过出口孔62。品质不均不是有利的，由于在通过出口孔62出来时对应的空气射流将不提供均匀的金属覆盖层，导致壁38可能出现过热点。柱脚396还用来将在空气经过排380、382、384时由空气的湍流引起的尾流减到最小，尾流的最小化避免了微回路322内的流动再循环并使吸热容易。
显著地，为了增强翼型的结构完整性，可以将微回路设置在壁内以使得出口孔或狭槽不在同一直线上。
在示例性实施例中，如图5中所示，有多个分别设置在吸力侧壁38内的微回路。
图8表示另一个实施例159，其中补充膜冷却通道160是中空的，更加相似于标准的冷却通道，如冷却通道46或44。补充膜冷却通道160仍然接纳来自主通道44的冷却空气，并通过孔道64将空气向外引导到吸力壁38上。因而，该实施例与上述实施例相似地向吸力壁38提供膜冷却空气，然而，它不包括微回路结构。可以理解，用于这种补充膜冷却通道160的适当设计的实施例具有比上述微回路实施例更大的宽度，并可以进一步理解，补充膜冷却通道160可以是大体上延伸通过翼型34长度的单个通道，而不是多个离散的通道。然而，本领域普通技术人员将认识到可用于最终设计的各种选择。
尽管将本发明描述为用在具有热障覆层的涡轮叶片上，但应该理解，本发明可以引伸到无覆层的涡轮叶片和燃气涡轮发动机的其它部件。
因而，在具有高的热应力与机械应力和被提供的冷却能力比所需冷却能力小的区域，本发明提供了额外的冷却。
虽然已经披露了本发明的优选实施例，但本领域普通技术人员将认识到，能在本发明的范围内作出某些改变，为此，应该认为下面的权利要求是用来确定本发明的真实范围和内容。

Claims (34)

1.一种翼型，它包括：
以彼此间隔开的压力壁和吸力壁弯曲的翼型，所述翼型从基部延伸到梢部，且具有连接所述压力壁和吸力壁的前缘和后缘；
在所述吸力壁与压力壁之间和在所述翼型内形成的冷却通道，所述冷却通道包括从所述基部向外延伸且朝着梢部延伸通过所述翼型的第一主通道，与所述第一主通道连通的前缘通道，所述前缘通道具有从所述前缘通道延伸且在所述前缘附近引导冷却空气的膜冷却口；和
位于所述第一主通道和所述吸力壁之间的区域的补充膜冷却通道，所述补充膜冷却通道朝着所述后缘与所述前缘通道间隔开，和所述补充膜冷却通道具有膜冷却口，用于在朝着所述后缘与所述前缘通道的所述膜冷却口间隔开的位置将膜冷却空气引导到所述吸力壁上。
2.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，所述补充膜冷却通道是埋入所述翼型内的微回路冷却回路，所述微回路冷却回路接纳冷却流体以在所述区域中提供额外的冷却。
3.如权利要求2所述的翼型，其特征在于，所述微回路冷却回路的横截面小于所述第一主通道和所述前缘通道。
4.如权利要求2所述的翼型，其特征在于，多个柱脚延伸越过所述微回路冷却回路。
5.如权利要求4所述的翼型，其特征在于，所述柱脚包括多个独特的形状。
6.如权利要求2所述的翼型，其特征在于，在所述第一主通道和所述吸力壁之间的尺寸上所测量的所述微回路冷却回路的厚度在大约0.012和0.025英寸之间。
7.如权利要求2所述的翼型，其特征在于，所述微回路冷却回路包括多个离散的微回路，它们沿着从所述基部朝所述梢部延伸的方向间隔开。
8.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，所述翼型是涡轮叶片，而所述基部是平台。
9.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，所述冷却流体是空气。
10.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，将热障覆层应用于所述翼型。
11.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，所述补充膜冷却通道是大体上空心的通道。
12.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，所述补充膜冷却通道接纳来自所述第一主通道的冷却空气。
13.如权利要求1所述的翼型，其特征在于，在所述第一主通道和朝着所述后缘与所述第一主通道间隔开的第二主通道之间确定有腹板，所述补充膜冷却通道的膜冷却口位于所述吸力壁上与所述腹板的延长位置相邻。
14.如权利要求13所述的翼型，其特征在于，所述补充膜冷却通道的膜冷却口在朝着所述前缘与所述腹板的所述延长位置的后缘端部间隔开的位置出来到所述吸力壁上。
15.如权利要求13所述的翼型，其特征在于，所述腹板在所述第一主冷却通道和第二主冷却通道之间具有宽度，和在从所述腹板的所述延长位置的前缘端部开始的所述腹板的一宽度内的位置处，所述补充膜冷却通道的膜冷却口出来到所述吸力壁上。
16.一种涡轮叶片，它包括：
向平台外延伸的翼型，所述翼型以彼此间隔开的压力壁和吸力壁弯曲，且具有连接所述压力壁和吸力壁的前缘和后缘；
在所述吸力壁与压力壁之间和在所述翼型内形成的冷却通道，所述冷却通道包括从所述平台且朝着所述翼型的梢部延伸的第一主通道，与所述第一主通道连通的前缘通道，所述前缘通道通过多个膜冷却口将冷却空气引导到所述前缘上；和
定位于所述吸力壁和所述第一主通道之间的微回路冷却回路，所述微回路冷却回路接纳来自所述第一主通道的冷却流体以通过膜冷却口将补充膜冷却提供到所述吸力壁上，所述膜冷却口朝着所述后缘关于所述前缘通道的膜冷却口间隔开，和所述微回路冷却回路具有横过所述微回路冷却回路的柱脚，所述微回路冷却回路的横截面小于所述第一主通道。
17.如权利要求16所述的涡轮叶片，其特征在于，所述柱脚包括多个独特的形状。
18.如权利要求16所述的涡轮叶片，其特征在于，在所述第一主通道和所述吸力壁之间的尺寸上测量的所述微回路冷却回路的厚度在大约0.012和0.025英寸之间。
19.如权利要求16所述的涡轮叶片，其特征在于，所述微回路冷却回路包括多个离散的微回路，它们沿着从所述平台朝所述翼型的梢部延伸的方向间隔开。
20.一种燃气涡轮发动机，它包括：
风扇；
压缩机；
燃烧部分；和
具有转动叶片和叶片的涡轮，所述转动叶片和所述叶片中的至少一个具有翼型，所述翼型具有基部和梢部，和所述翼型在吸力壁和压力壁之间延伸且具有连接所述压力壁和吸力壁的前缘和后缘，在所述吸力壁与压力壁之间和在所述翼型内形成的冷却通道，所述冷却通道包括从所述基部向外伸出且朝着梢部延伸过所述翼型的第一主通道，与所述第一主通道连通的前缘通道，所述前缘通道具有从所述前缘通道延伸且在所述前缘附近引导冷却空气的膜冷却口，定位于所述第一主通道和所述吸力壁之间的区域的补充膜冷却通道，所述补充膜冷却通道朝着所述后缘与所述前缘通道间隔开，和所述补充膜冷却通道具有膜冷却口，用于在朝着所述后缘与所述前缘通道的膜冷却口间隔开的位置将膜冷却空气引导到所述吸力壁上。
21.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述补充膜冷却通道是埋入所述翼型内的微回路冷却回路，所述微回路冷却回路接纳冷却流体以在所述区域中提供额外的冷却。
22.如权利要求21所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述微回路冷却回路的横截面小于所述第一主通道和所述前缘通道。
23.如权利要求21所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，多个柱脚延伸经过所述微回路冷却回路。
24.如权利要求23所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述柱脚包括多个独特的形状。
25.如权利要求21所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，在所述第一主通道和所述吸力壁之间的尺寸上测量的所述微回路冷却回路的厚度在大约0.012和0.025英寸之间。
26.如权利要求21所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述微回路冷却回路包括多个离散的微回路，它们沿着从所述基部朝所述梢部延伸的方向间隔开。
27.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述翼型是涡轮叶片，而所述基部是平台。
28.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述冷却流体是空气。
29.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，将热障覆层应用于所述翼型。
30.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述补充膜冷却通道是大体上空心的通道.
31.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述补充膜冷却通道接纳来自所述第一主通道的冷却空气。
32.如权利要求20所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，在所述第一主通道和朝着所述后缘与所述第一主通道间隔开的第二主通道之间确定有腹板，所述补充膜冷却通道的膜冷却口位于所述吸力壁上与所述腹板的延长位置相邻。
33.如权利要求32所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述补充膜冷却通道的膜冷却口在朝着所述前缘与所述腹板的所述延长位置的后缘端部间隔开的位置出来到所述吸力壁上。
34.如权利要求32所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述腹板在所述第一主冷却通道和第二主冷却通道之间具有宽度，和在从所述腹板的所述延长位置的前缘端部开始的所述腹板的一宽度内的位置处，所述补充膜冷却通道的膜冷却口出来到所述吸力壁上。
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TW (1) TWI279480B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105188988A (zh) * 2013-03-15 2015-12-23 联合工艺公司 具有角半径以减少再结晶的铸造部件
CN110043325A (zh) * 2018-01-17 2019-07-23 通用电气公司 带有成组冷却孔的发动机构件

Families Citing this family (71)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100247328A1 (en) * 2006-06-06 2010-09-30 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for blades
US7699583B2 (en) 2006-07-21 2010-04-20 United Technologies Corporation Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling
EP2282009A1 (en) * 2006-07-18 2011-02-09 United Technologies Corporation Serpentine microcircuit vortex turbulators for blade cooling
US9133715B2 (en) * 2006-09-20 2015-09-15 United Technologies Corporation Structural members in a pedestal array
US7722325B2 (en) * 2006-11-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Refractory metal core main body trench
US8066052B2 (en) * 2007-06-07 2011-11-29 United Technologies Corporation Cooled wall thickness control
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
US20090293495A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Turbine airfoil with metered cooling cavity
JP5182931B2 (ja) * 2008-05-30 2013-04-17 三菱重工業株式会社 タービン用翼
GB0811391D0 (en) 2008-06-23 2008-07-30 Rolls Royce Plc A rotor blade
US8157527B2 (en) * 2008-07-03 2012-04-17 United Technologies Corporation Airfoil with tapered radial cooling passage
US8257045B2 (en) * 2008-08-15 2012-09-04 United Technologies Corp. Platforms with curved side edges and gas turbine engine systems involving such platforms
US8572844B2 (en) 2008-08-29 2013-11-05 United Technologies Corporation Airfoil with leading edge cooling passage
US8303252B2 (en) 2008-10-16 2012-11-06 United Technologies Corporation Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate
US8408866B2 (en) 2008-11-17 2013-04-02 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for cooling a turbine airfoil arrangement in a gas turbine engine
US8109725B2 (en) 2008-12-15 2012-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with wrapped leading edge cooling passage
US8353669B2 (en) * 2009-08-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Turbine vane platform leading edge cooling holes
US8568085B2 (en) 2010-07-19 2013-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp High pressure turbine vane cooling hole distrubution
US8944750B2 (en) 2011-12-22 2015-02-03 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine vane cooling hole distribution
US9279331B2 (en) * 2012-04-23 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with dirt purge feature and core for making same
US9404369B2 (en) 2012-04-24 2016-08-02 United Technologies Corporation Airfoil having minimum distance ribs
US9175570B2 (en) 2012-04-24 2015-11-03 United Technologies Corporation Airfoil including member connected by articulated joint
US9133712B2 (en) 2012-04-24 2015-09-15 United Technologies Corporation Blade having porous, abradable element
US20130280081A1 (en) 2012-04-24 2013-10-24 Mark F. Zelesky Gas turbine engine airfoil geometries and cores for manufacturing process
US9121286B2 (en) 2012-04-24 2015-09-01 United Technologies Corporation Airfoil having tapered buttress
US9470095B2 (en) 2012-04-24 2016-10-18 United Technologies Corporation Airfoil having internal lattice network
US9074482B2 (en) 2012-04-24 2015-07-07 United Technologies Corporation Airfoil support method and apparatus
US9249668B2 (en) 2012-04-24 2016-02-02 United Technologies Corporation Airfoil with break-way, free-floating damper member
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US8915718B2 (en) 2012-04-24 2014-12-23 United Technologies Corporation Airfoil including damper member
US9181806B2 (en) 2012-04-24 2015-11-10 United Technologies Corporation Airfoil with powder damper
US9243502B2 (en) * 2012-04-24 2016-01-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling enhancement and method of making the same
EP2682565B8 (en) * 2012-07-02 2016-09-21 General Electric Technology GmbH Cooled blade for a gas turbine
US9759072B2 (en) * 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
US9121289B2 (en) 2012-09-28 2015-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling hole distribution
US9062556B2 (en) 2012-09-28 2015-06-23 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling hole distribution
US8936067B2 (en) 2012-10-23 2015-01-20 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component
US9995150B2 (en) 2012-10-23 2018-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Cooling configuration for a gas turbine engine airfoil
US8951004B2 (en) 2012-10-23 2015-02-10 Siemens Aktiengesellschaft Cooling arrangement for a gas turbine component
US9551228B2 (en) * 2013-01-09 2017-01-24 United Technologies Corporation Airfoil and method of making
WO2015112225A2 (en) * 2013-11-25 2015-07-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with leading edge trench and impingement cooling
US10689988B2 (en) 2014-06-12 2020-06-23 Raytheon Technologies Corporation Disk lug impingement for gas turbine engine airfoil
US9581029B2 (en) 2014-09-24 2017-02-28 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling hole distribution
US10352181B2 (en) * 2014-11-26 2019-07-16 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Leading edge cooling channel for airfoil
EP3037727A1 (en) * 2014-12-22 2016-06-29 Frank J. Cunha Gas turbine engine components and cooling cavities
CN107429569B (zh) 2015-04-03 2019-09-24 西门子公司 具有低流动框架式通道的涡轮动叶后缘
US10323524B2 (en) * 2015-05-08 2019-06-18 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
US10077667B2 (en) * 2015-05-08 2018-09-18 United Technologies Corporation Turbine airfoil film cooling holes
US10502066B2 (en) 2015-05-08 2019-12-10 United Technologies Corporation Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal
US10012091B2 (en) * 2015-08-05 2018-07-03 General Electric Company Cooling structure for hot-gas path components with methods of fabrication
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US9987677B2 (en) 2015-12-17 2018-06-05 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US9579714B1 (en) 2015-12-17 2017-02-28 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US10046389B2 (en) 2015-12-17 2018-08-14 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US9968991B2 (en) 2015-12-17 2018-05-15 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US10118217B2 (en) 2015-12-17 2018-11-06 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10137499B2 (en) 2015-12-17 2018-11-27 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10150158B2 (en) 2015-12-17 2018-12-11 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10099284B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein
US10099283B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10099276B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10428659B2 (en) 2015-12-21 2019-10-01 United Technologies Corporation Crossover hole configuration for a flowpath component in a gas turbine engine
US10337332B2 (en) * 2016-02-25 2019-07-02 United Technologies Corporation Airfoil having pedestals in trailing edge cavity
FR3048718B1 (fr) * 2016-03-10 2020-01-24 Safran Aube de turbomachine a refroidissement optimise
US10286450B2 (en) 2016-04-27 2019-05-14 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10335853B2 (en) 2016-04-27 2019-07-02 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10370976B2 (en) 2017-08-17 2019-08-06 United Technologies Corporation Directional cooling arrangement for airfoils
US10526898B2 (en) * 2017-10-24 2020-01-07 United Technologies Corporation Airfoil cooling circuit
EP3492702A1 (en) * 2017-11-29 2019-06-05 Siemens Aktiengesellschaft Internally-cooled turbomachine component
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
US10774653B2 (en) 2018-12-11 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Composite gas turbine engine component with lattice structure

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5720431A (en) * 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
US5356265A (en) 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5403159A (en) * 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5820337A (en) * 1995-01-03 1998-10-13 General Electric Company Double wall turbine parts
US5498133A (en) * 1995-06-06 1996-03-12 General Electric Company Pressure regulated film cooling
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US6036441A (en) 1998-11-16 2000-03-14 General Electric Company Series impingement cooled airfoil
US6183198B1 (en) * 1998-11-16 2001-02-06 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
US6168381B1 (en) * 1999-06-29 2001-01-02 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
US6290463B1 (en) * 1999-09-30 2001-09-18 General Electric Company Slotted impingement cooling of airfoil leading edge
US6254334B1 (en) * 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
FR2829174B1 (fr) * 2001-08-28 2006-01-20 Snecma Moteurs Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
US6981846B2 (en) * 2003-03-12 2006-01-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Vortex cooling of turbine blades
US7014424B2 (en) * 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US7128533B2 (en) * 2004-09-10 2006-10-31 Siemens Power Generation, Inc. Vortex cooling system for a turbine blade
US7131818B2 (en) * 2004-11-02 2006-11-07 United Technologies Corporation Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105188988A (zh) * 2013-03-15 2015-12-23 联合工艺公司 具有角半径以减少再结晶的铸造部件
CN110043325A (zh) * 2018-01-17 2019-07-23 通用电气公司 带有成组冷却孔的发动机构件
US11480058B2 (en) 2018-01-17 2022-10-25 General Electric Company Engine component with set of cooling holes

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